CN102037231B - 降低航空器喷气发动机产生的噪音的带有次级射流的装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航空器喷气发动机，其包括定中于纵向轴线(XX′)并包围气体流的壁(30)，气体流在壁下游端沿轴线方向被喷出；多对初级管道(30，32，34，36，38，40，42，44，46)，这些初级管道分布在壁下游端的周边，每个所述初级管道适于根据控制命令喷出用于与喷出的气体流相互作用的初级流体射流，每一对的初级管道(32a，32b)在壁下游端附近一个向另一个会聚，从而根据在与横向平面垂直的平面中的投影图，被喷出的初级射流形成三角形的接合于该三角形顶点的两条边；其特征在于，至少一次级管道(32c)与每个初级管道对相关联并适于根据控制命令喷出次级流体射流，次级流体射流导向初级射流形成的三角形内。

Description

降低航空器喷气发动机产生的噪音的带有次级射流的装置

技术领域

本发明涉及航空器喷气发动机。 

背景技术

已知航空器喷气发动机呈燃气涡轮发动机定位在其中央的吊舱的形式。 

该吊舱用于通过发动机舱短柱被安装在航空器机翼下面。 

燃气涡轮发动机包括燃气发生器，燃气发生器带动鼓风机，鼓风机沿喷气发动机吊舱的纵向方向在燃气发生器的上游安装在燃气发生器的轴上。 

纵向流过吊舱的空气流部分地进入燃气发生器并且参与燃烧。 

该流称为初级流并在燃气发生器的出口被喷出。 

进入吊舱且不流过燃气发生器的那部分空气流被鼓风机带动。 

该流被称为次级流，以相对初级流同心的方式在环形通道中流动。该通道形成在纵向外壁(吊舱壁)和包围燃气发生器的纵向内壁之间。 

次级流沿喷气发动机的基本纵向的方向在吊舱外壁下游端从吊舱喷出。 

包围燃气发生器的内壁还与一纵向内构件一起限定初级流经过的一环形通道。 

该流在环围燃气发生器的内壁的下游端被喷出。 

在起飞阶段时，喷出的气体流(初级流和次级流)具有很高的速度。在这些很高的速度下，喷出流与周围空气的相撞，与初级流和次级流的相撞一样，产生很大噪音。 

根据国际专利申请W02006/013243，已知一种降低航空器喷气发动机产生的噪音的流体装置。 

该装置包括多对通向喷气发动机喷管出口的管道，该喷气发动机喷管喷出推进射流，该多对管道分布在该喷管的周边。 

每一对的管道各自均喷出空气射流，并且以一个管道相对另一管道会聚的方式设置，以在出口产生空气射流的相互作用的三角形。 

管道的会聚角在40°和70°之间。 

该装置对于尺寸小的喷管是令人满意的。 

然而，当喷管直径取较大的数值例如达到米级的数值时，上述装置丧失其有效性。 

事实上，来自会聚管道的流体喷射流不能与喷管喷出的全部推进射流相互作用。由此，一部分推进射流与外周空气流动相遇，因此产生噪音。 

发明内容

因此存在这样的需要：降低从航空器喷气发动机吊舱出口喷出的气体流引起的噪音，尤其是在喷气发动机的尺寸较大时。 

为此，本发明的目的在于提供一种航空器喷气发动机，所述航空器喷气发动机包括围绕纵向轴线XX′定中于该纵向轴线并包围气体流的壁，所述气体流在所述壁的下游端在所述纵向轴线的方向上被喷出；多对初级管道，这些初级管道分布在所述壁的下游端的周边，每个所述初级管道适于根据控制命令喷出用于与喷出的所述气体流相互作用的初级流体射流，每一对的初级管道在所述壁的下游端附近一个向另一个地会聚，从而根据在与横向平面垂直的平面中的投影图，被喷出的初级射流形成三角形的接合于该三角形顶点的两条边；其特征在于，至少一次级管道与每个初级管道对相关联，并且所述至少一次级管道适于根据控制命令喷出次级流体射流，所述次级流体射流导向所述初级射流形成的所述三角形内。 

与每对会聚的初级流体射流相关联的次级流体射流有助于形成喷出的气体流几乎不可渗透的流体区域。 

通过使所述次级管道或其出口朝向由初级射流形成的流体三角形的内部，用这样被导向的所述次级射流填补没有被初级射流掠扫过的三角形内部区域。 

喷出的气体流因此被所述次级射流导向下游，并与会聚的初级射流相互作用，从而产生涡流。 

这些涡流沿着气体流(朝喷气发动机的纵向方向)向下游传播，利于降低噪音。 

根据第一实施方式，所述至少一次级管道设置在每个初级管道对的两个初级管道之间，与来自这些初级管道的射流形成的三角形的高排成直线。 

因此，从中间的次级管道喷出的中间次级射流经过由会聚的初级射流形成的三角形的内部区域，由此阻止喷出的气体流径向地散逸。 

根据第二实施方式，所述至少一次级管道设置在两会聚的初级管道之间的中央，并适于喷出层片状流体射流。 

该大致被引向会聚的初级射流中间的次级射流，在会聚的初级射流之间产生较宽大的流体屏障，流体屏障用作推进燃气射流的导流装置。 

因此，可使同一对的两个初级管道彼此远离。 

这允许给喷气发动机的喷管装备减轻噪音的流体装置，该流体装置使用的管道比以前使用的管道少。 

此外，即使每对初级管道的两个初级管道相互之间具有较大尺寸的空间，本发明也允许配备大直径的有效降低音响效果的喷气发动机喷管。 

根据一特征，所述至少一次级管道适于通过出口喷出层片状流体射流，所述出口的朝向与初级射流形成的三角形的高平行。 

根据第三实施方式，该喷气发动机包括与每个初级管道相关联的多个次级管道，所述多个次级管道并排地设置且与所关联的初级管道平行地取向。 

从这些次级管道喷出的多个平行的次级射流与会聚的初级射流相关联，以便覆盖由会聚的初级射流形成的三角形的内部区域。 

对于每对初级管道这样汇聚的两种类型的射流某种程度上形成一些会聚的流体层片，这些流体层片形成对于喷出的气体流的流体屏障。 

该第三实施方式还允许“封闭”位于喷出气体流周边、在会聚的初级流体射流之间的区域，对于大尺寸的喷气发动机，在只具有仅两股会聚的初级射流的情况下，该区域是气体流可渗透过的。 

在第三实施方式中，初级和次级管道的出口直径可以相同或不同。 

例如，随着所考虑的次级喷管离开所关联的初级管道，平行管道的直径会减小。 

次级管道的数量例如根据壁的下游端的直径来选择，气体流通过该壁的下游端喷出。 

根据一特征，根据在与横向平面垂直的平面内的投影图，初级管道按照介于40°和70°之间的会聚角彼此相向地会聚。 

该大会聚角度有助于本发明的有效性。 

将会注意到，与会聚的两初级管道相关联的次级管道也按相同的会聚角布置。 

根据另一特征，这些管道按照在8°和60°之间的穿入角朝纵向轴线的方向倾斜。 

该穿入角同样有助于本发明的有效性。 

根据一与前述特征有关的特征，相关联的初级管道和/或次级管道朝纵向轴线方向的倾斜度在这些管道间不同。 

将会注意到，与初级管道相关联的次级管道可采用与同一对中的初级管道相同的倾斜度或不同的倾斜度。 

作为选择，不同的初级管道和所关联的次级管道朝向喷气发动机纵向轴线的倾斜角(穿入角)可以变化，而不是采用唯一值：不同对的管道因此可以相对于彼此错开或交叉安装。 

例如，不同管道可以取向成使得：所产生的射流的轨迹不会相交，因而限制成对干扰效应。 

根据一特征，相关联的初级管道和/或次级管道设置在壁内，这样能够减小尺寸。 

根据一特征，壁的下游端包括多个分布在该下游端周边上的齿(chevron)，以便形成产生声衰减的机械装置。 

这些齿与来自布置有这些齿的该下游端的气体流相互作用，因此生成涡流，这些涡流沿气体流(朝喷气发动机的纵向方向)传播并有助于降低噪音。 

当流体喷射管道相关于壁下游端布置时，这些齿可设置在该相同下游端，以加强降低喷气发动机产生的噪音的效果。 

作为变型，这些齿可设置在壁的包围从喷气发动机喷出的另一气体流的出口的另一下游端处。 

按照另一变型，可将流体喷射管道和这些齿集成在壁的同一下游端，而包围从喷气发动机喷出的另一气体流的出口的壁的另一下游端还可只配备有齿、或只配备有管道，又或配备与管道配合的齿。 

根据一特征，管道与齿相关联，这些齿使壁下游端具有包括一系列顶部和凹部的齿形。 

从每个管道喷出的流体射流与相关齿处产生的纵向涡旋相关联，并由此强化其抗噪作用。 

流体射流与这些齿的关联允许： 

-将齿的空间影响延展，也就是说，在相同效果的情况下，可具有更短(巡航时影响更小)的齿，或在齿的尺寸相同的情况下，增强其有效性， 

-在射流与推进射流在从后缘起的不同位置相互作用的范围内，产生新的空间效应；这因此允许具有不同的压力梯度，从而可有利于喷射作用，例如增强射流穿入。 

根据一特征，每个齿均包括将顶部和相邻的凹部相连的倾斜部分，初级管道与齿相关地构造成：每个流体射流以与相应齿的倾斜部分之一的倾斜方向相平行的方式被喷射出。 

每个初级管道例如沿一个齿的倾斜部分之一设置，其出口位于该齿的顶部，而中间的次级管道与通过该顶部的中线对齐。 

这样设置的管道通过赋予其入射角而产生某种程度延长齿效果的射流。这样，某种程度实现极不对称的齿，而这是以流体方式的，也就是不会造成巡航飞行时空气动力学性能损失。 

本发明的目的还在于航空器，所述航空器包括至少一个符合上述简要描述的喷气发动机。 

附图说明

在参照附图对只作为非限制性例子将要进行的以下描述的过程中，将会显现其他特征和优点，附图中： 

-图1是航空器喷气发动机的纵剖面示意总图，其中，已将鼓风机罩的仅上部分去掉； 

-图2a是根据本发明第一实施方式配备的吊舱的壁的下游端的透视 示意图； 

-图2b是图2a的下游端的俯视透视局部放大示意图； 

-图2c是图2b所示的三个管道的俯视局部放大示意图； 

-图2d、2e和2f是表示朝向管道轴线倾斜的沿A的局部示意图； 

-图3a是根据本发明第二实施方式配备的吊舱的壁的下游端的透视示意图； 

-图3b是图3a的下游端的俯视局部放大示意图； 

-图4a是根据本发明第三实施方式配备的吊舱的壁的下游端的透视示意图； 

-图4b是图4a的下游端的俯视局部放大示意图； 

-图4c示意地表示管道装设在吊舱壁内； 

-图4d示意地表示管道与齿的关联。 

具体实施方式

如图1所示，航空器喷气发动机吊舱用总附图标记2表示，该吊舱覆罩燃气涡轮发动机4，并以已知的方式通过发动机舱短柱8安装在航空器的机翼6下面。 

燃气涡轮发动机4包括燃气发生器，燃气发生器驱动鼓风机10，鼓风机沿喷气发动机吊舱的纵向方向在燃气发生器上游安装在燃气发生器的轴上。 

吊舱具有呈围绕纵向轴线XX′的回转对称性。 

进入吊舱的空气流12纵向地穿过吊舱，部分深入燃气发生器4内并参与燃烧。 

在燃气发生器的出口喷射出的热推进流14称为初级流。 

进入吊舱且未穿过燃气发生器的空气流12部分被鼓风机10带动。 

该冷推进流16被称为次级流，在环形通道18中流动，环形通道18以相对燃气发生器、并因此相对初级流14同心的方式布置。 

该环形通道18形成在纵向外壁20(吊舱罩)和包围燃气发生器的纵向内壁22(发动机罩)之间。 

次级流16大致沿喷气发动机的纵向方向在纵向外壁20的下游端20a 处从吊舱喷出。 

限定燃气发生器外壳的纵向内壁22与构成发动机心脏的纵向中心部分24一起限定另一环形通道26，初级流14流经过该另一环形通道26。 

该初级流尤其在纵向内壁22的下游端22a处被喷射出。 

根据本发明的降低喷气发动机音级的流体装置应用于图1的喷气发动机吊舱2。 

该装置例如设置成与吊舱的基本柱形的纵向外壁20(外罩)相关联，纵向外壁环围环形通道18，次级流16经过该环形通道18被喷出。 

该装置还可设置成与吊舱的环围燃气涡轮发动机4的纵向内壁22(内罩)相关联，初级流14在纵向内壁22的端部被排出。 

将会注意到，流体装置可配置在两同轴的壁(外罩和内罩)中的一个和/或另一个上。 

具体的说，根据本发明的流体装置在下游端20a和/或22a的后缘(也可称为出口唇)处与相关壁的下游端20a和/或22a相关联。 

根据本发明的流体装置适于根据控制命令，紧邻壁下游端的下游、在通过该下游端喷出的(初级或次级)流的外周边产生流动扰动。 

该流动扰动以流体三角形的形式延展，该流体三角形在其空气动力学效果方面类似于一些刚体齿(壁的下游端的齿形结构)产生的空气动力学效果。 

将会注意到，根据本发明的流体装置(它能产生基本呈三角形扩展的流体扰动)能够简单地在现有喷气发动机吊舱的喷管上被增加，不会牵涉吊舱的任何设计和制造。 

呈三角形扩展的流体扰动改变喷出流与外部流(当喷出流是次级流时，外部流是环绕吊舱周围的空气)相遇的方式，并与喷出流相互作用以形成涡流，这些涡流纵向地向下游传播。 

上述现象的目的是降低这样装备的喷气发动机产生的噪音，尤其在航空器起飞和着陆阶段时。 

根据本发明的装置能够具有多种不同的实施方式，随后将描述该装置的某些结构。 

尽管如此，每种所述结构都具有有效地降低大型尺寸的喷气发动机(例 如，吊舱外环冠的直径是米级的)产生的噪音的优点。 

该优点通过这样的事实来获得：所产生的三角形延展的流体扰动形成喷出(初级或次级)流不可渗透或基本不可渗透的流体屏障(流体隔障)。 

为此，装置的适于产生大致呈三角形延展的流体扰动的构成部件包括一对称为初级的管道或管，该对管道或管以相对于彼此会聚的方式设置。 

这两个初级管道中的每个都适于根据控制命令喷出一股初级流体射流，这两股初级流体射流一个朝向另一个地会聚，由此形成在三角形顶部相聚的三角形两条边。 

将一个或多个其它的称为次级的管道/管增添到初级管道对/初级管对中，以便每个次级管道/管都将一股次级流体射流喷射在基本呈三角形扩展的扰动中。 

次级射流强化扰动作用并且会覆盖流体三角形的一个区域(内部区域)，在缺乏次级射流的情况下，会聚的初级射流不足以覆盖所述流体三角形的该区域。这种情况因为喷气发动机吊舱罩的直径大而尤其如此。 

加入初级射流作用的次级射流作用，因此允许在(初级或次级的)喷出流的周边将流体流以能防局部喷出流穿过的呈基本三角形扩展区域的形式注入。 

通过以适当方式将上述部件中的多个设置在相关壁的下游端的周边，因此能够完全且因而有效地包围由喷气发动机的相关部分喷出的流。 

在图2a中，将根据本发明第一实施方式的多个流体装置装备于图1所示的两个吊舱壁中的在此用附图标记30表示的一个壁上。图2a所示的壁30形成喷管，在壁下游端30a被喷出的(初级或次级)流在该喷管内流动。 

流体装置32、34、36、38、40、42、44、46例如在出口环体48处有规律地分布在壁的下游端30a的外周边上。 

将会注意到，在另一些实施方式中，将这些装置设置在壁的厚度中或设置在壁的与(初级或次级)喷出流流动接触的内表面上。 

还要适当注意的是，这些装置能够按照方位以不同方式分布。 

这例如可考虑改变流动的发动机舱短柱8的存在。 

这种非匀称的布置还允许考虑噪音的方向性和相对周围环境对噪音的 合乎规定的限制。事实上，优选限制向地面发散的噪音，而不是向天空发出的噪音。 

现在要以流体装置32为例描述这些装置的构成，在该实施方式中，所有其它装置都与该流体装置相同。 

流体装置32包括两初级管道32a、32b，初级管道32a、32b例如通过空气导管(未示出)与喷气发动机的高压部分连通。因此被供给压缩空气的这些初级管道每个均将该压缩空气输送直到它们的出口，压缩空气以初级射流的形式在出口处被喷出。 

初级管道32a、32b以一管道向另一管道按照介于40°至70°之间的会聚角a1会聚的方式构造，会聚角a1例如等于60°。 

会聚角a1显示在图2c中，图2c是在与横向平面P1垂直的平面中的投影视图。 

在图2c上，会聚角a1是以俯视观察的相应管道32a、32b喷出的初级流体射流所确定的三角形的顶角。 

将会注意到，初级管道32a、32b的自由端部32a1、32b1是直的，通过设置在包括自由端部的下游部分32a1、32b1的上游的弯曲部分32a2、32b2来实现倾斜(图2a)。 

此外，初级管道32a、32b还至少在它们的末端部分、朝纵向轴线XX′的方向、按照称为穿入角的角p也倾斜。 

穿入角p表示在图2d中，图2d是图2c的沿方向A的视图，其以侧视图显示出初级管道向纵向轴线XX′的倾斜。 

该倾斜通常可通过壁下游端的后缘(出口唇)的倾斜形状来获得，如图2e中以放大方式所表示的。穿入角p通常在8°(小穿入)和60°(大穿入)之间。该倾斜通过使流体三角形朝向气流轴线倾斜而可增强对喷出流的干扰。 

因此，初级管道32a、32b的末端部分32a1和32b1靠在后缘的倾斜外表面上布置，并且所述末端部分与后缘相对轴线XX′的朝向相同。 

然而，如图2f所示，可选地，初级管道所取的方向(穿入角p′)可以与后缘所取的方向不同。 

将会注意到，在另一实施变型中，斜度此外可大于穿入角p的斜度。 

根据另一变型，初级管道32a、32b各自可按照不同的穿入角倾斜，以便来自这些管道的初级射流在空间中不完全交汇(将会注意到，无论如何，这些射流都按照与图2a视图类似的视图是会聚的)。事实上，完全交汇的两股射流在某一点的相遇可能造成干扰噪音的发出，而没有改善低频增益。但将会注意到，适当选择这些角，以便如此指向的射流足以彼此邻近，以避免在流体覆盖区中造成“孔洞”。 

因此，穿入角例如选择成使得这些射流距它们的理论相遇点彼此错开大约一个喷射直径，以便这些射流不会相遇。 

此外，流体装置32包括称为次级管道的第三管道32c，其设置在两初级管道32a、32b之间，并且也与初级管道32a、32b具有相同源的压缩空气导管相连。 

次级管道32c能够根据控制命令，在由会聚的初级射流形成的流体三角形的内部产生次级射流(图2c)。 

具体的说，次级管道32c沿图2c所示的流体三角形的高对准，以便在离开环体48的气流的周边注入补充射流。 

该补充射流有助于使呈三角形扩展的流体区域是喷出流几乎不可穿过的。 

由于该中间的次级射流，每对的两个初级管道按处于下游端30a周边的同一直径彼此隔开，以便由管道产生的近似三角形延展的流体覆盖区限制“孔洞”或非覆盖区的存在。 

因此，设置用于覆盖米级或几米级的大直径的喷管的整个周边的初级管道的数目可以保持在合理范围内。 

将会注意到，侧向的初级管道和中间的次级管道每个均喷出具有基本圆形直径的射流。 

根据所要达到的效果和排出喷管的构型，初级管道和次级管道这两种类型的管道可以具有相同或不同的直径并且可以具有不同的出口形状。 

此外，根据一未示出的变型，对于同一排出喷管，在某些流体装置中可以有次级管道，而另外某些流体装置可以不设有次级管道。 

在这样的结构中，在不包括中间次级管道的流体装置中，初级管道能够彼此更加靠近，以便由初级射流产生的流体三角形扩展区是对喷出流最 大可能密封的。 

在还包括中间的次级管道的流体装置中，相反地，初级管道能够彼此更加远离。 

此外，中间的次级管道可采用与初级管道的穿入角相同的穿入角或与初级管道的穿入角不同的穿入角。 

不同的穿入角可避免初级射流和次级射流之间的相互影响作用。 

在图2a中，管道的轮廓线是作为例子表示出的，以图示明初级管道的收敛性。 

因此，管道32a、32b的末端部分或端部32a₁、32b₁借助相应的弯曲部分32a₂、32b₂一个向另一个会聚。 

在这些弯曲部分的上游，管道一个相对另一个发散。 

不过，可以想象的是，这些次级管道在接合位于端部32a₁、32b₁上游的弯曲部分之前，彼此间全都是平行的。 

将会注意到，次级管道包括相对次级管道其余部分弯曲的末端部分，以便随循着图2e所示的后缘30a的倾斜度。 

需要明确的是，在初级和次级管道内流动的压缩空气的速度基本与喷管喷出的流(推进射流)的速度相同。 

由这些管道喷出的空气射流的流量与喷管喷出的流的流量之间的质量比大约在0.2％和2％之间。 

根据一变型，按照所考虑的应用，空气射流可以是超音速的。 

图2b表示装置32的三个管道32a、32b和32c的末端部分相关于后缘30a的布置及其倾斜。 

管道的倾斜赋予出自这些管道的射流50相对推进射流速度的切向速度分量。由于与推进射流的相互作用，该切向速度分量引起射流50绕自身转动，对于出自初级管道32a、32b的两股会聚射流，其转动方向相反。如上所提及的部件那样的部件可有利于这种转动。另外，上述会聚角使两会聚的射流在短距离相遇，该距离在为喷管出口直径的0.2倍和0.5倍之间。 

当实施方式涉及将外部冷射流(次级流)与中间热射流(初级流)分隔开的环体时，射流50的转动驱使外部冷空气52进入会聚射流之间的推进射流内，而驱使热空气54相反地流出到射流50外。 

由此引起从喷管出口起温度的均匀化，这能够有助于降低该喷管产生的噪音。还产生了同样有利于降低发出的噪音的绝热屏效应。 

在图2a所示的实施例中，多对初级管道分布成使得：向一个方向会聚的一个管道直接与邻近初级管道对的反向会聚的管道并置。 

然而，同一对的管道之间的间距以及两不同对的邻近管道之间的间距将取决于应装备于喷管的管道数目和喷管的直径。事实上，在图示的实施例中，喷管具有八对(32，...，46)管道。当然显而易见的是，这里只涉及以示意方式给出的一个实施例，管道对的数量可以小于或大于该数目。附加于喷管的管道对的数目将尤其不仅取决于喷气发动机的尺寸，而且还取决于喷气发动机的噪音危害。 

因此，为了降低在飞机起飞阶段或着陆阶段时喷气发动机的推进射流相关的噪音，启动将压缩空气经过空气导管吹送直到分布在所述喷管的出口环体处的管道。所涉及的环体可以是将热流(初级流)与冷流(次级流)隔开的环(内环)，或者可以是将冷流(次级流)与周围空气隔开的环(吊舱环冠)。由于管道定位于出口环体处以及这些管道的分布，压缩空气射流按照会聚入射角和穿入入射角被推到管道外，因而在流动方向上按流体相互作用三角形干扰推进射流。 

初级空气射流和次级空气射流构成受控射流。其与喷气发动机高压部分相连，使对它们的供给只在控制是必需的阶段中(通常在起飞阶段和着陆阶段时)才是有效的。在这些阶段以外，通过简单的关断压缩空气导管，使根据本发明的流体装置不起作用。这样装备的航空器在迎面阻力或推力损失方面不受任何影响。 

将会注意到，初级射流和次级射流可以彼此独立地被激活，由此提供一种特别灵活的喷出流干扰系统。这样，就可以考虑局部激活所述射流：启动位于图2a的所述喷管的上部、下部、右部或左部上的射流，由此改变声响发射的方向性。 

根据另一种变型，控制射流能够以非固定的方式被启动，以便减少控制射流的流量或改善其控制性能。 

图3a表示按照本发明第二实施方式的多个流体装置有规律地分布在图2a所示的壁30的下游端30a的周边上。 

在该实施例中，流体装置60、62、64、66、68、70、72、74全都相同，现在将只描述这些流体装置中的一个。 

流体装置60包括两会聚的初级管道60a和60b，两会聚的初级管道60a和60b在结构和功能上与图2a至图2f的流体装置32的两会聚的初级管道32a和32b相同。 

此外，流体装置60包括一中间的次级管道60c，该中间的次级管道60c位于两初级管道60a、60b之间，且与两初级管道60a和60b连接至相同的压缩空气源。该次级管道60c能够按照控制命令产生中间次级射流，该中间次级射流导向到由来自管道62a、62b的两初级射流产生的呈三角形扩展的流体扰动的内部。该中间次级射流尤其沿着流体三角形的高度方向。 

该次级管道60c在其末端部分包括(如同锻冶风箱的)变大部分60c1，变大部分60c1具有出口60c2，与图2a和图2b中的次级管道32c的出口相反的是，出口60c2不是圆形的。 

然而将会注意到，这种发散/会聚的形状不是必需的。在出口上游的管道末端部分的形状事实上可以不同。出口上游的该末端部分的壁例如可以相互平行。 

出口(缝隙)60c2在横截面上具有宽度大于高度的形状，高度是沿着相对纵向轴线XX′的径向方向所取的，宽度对应于沿着与下游端30a的圆形轮廓相切的切线的(侧向)延伸。 

出口60c2的总体形状例如为高度小于初级管道出口直径的矩形形状。 

因此，该中间的管道体现了在高度上的减小尺寸。 

中间的管道的出口的扁形状允许根据控制命令产生呈流体层片状的中间次级射流。 

当这些流层位于发动机罩上时通过改变驱动流(初级流)的热气体和次级流的冷气体之间的混合，这些流层还有利于热混合。这样产生的流层有利于降低来自另一噪音源的噪音，该噪音源即热梯度。 

这种基本是平面的补充射流会强化初级射流产生的流体三角形。 

采用这样一种次级射流(图3b中由附图标记76标示)，由于该种次级射流的侧向延伸范围超过初级射流78的侧向延伸范围，因而初级管道60a和60b可比图2a至图2e中的初级管道32a和32b隔开更远。 

因此该次级射流比图2b的次级射流50覆盖范围更广。 

作为例子，出口横截面的或称厚度的高度小于初级管道出口直径的一半，而其或称延伸部的宽度为该直径的约10至20倍。 

具体的说，高度可以约等于初级管道出口直径的三分之一。 

在只配备于同一喷管的每个流体装置或流体装置中的某些内增加中间的次级管道60c，允许减少所使用的初级管道的数量。 

通过这样一个中间的次级管道所输送的流体流量基本等于由几个初级管道例如两个或三个初级管道所输送的流体流量。 

将会注意到，次级管道60c以与两初级管道的穿入角相同的穿入角(如果两初级管道具有不同的穿入角，则次级管道的穿入角只与两初级管道中一个的穿入角相同)向纵向轴线XX′倾斜，例如沿循着下游端30a的后缘的倾斜面。 

作为一种选择，例如，次级管道的倾斜度可与初级管道的倾斜度不同，以避免来自相应管道的不同射流交汇和产生可能的干扰噪音。 

作为一种选择，可以不激活初级射流，此时只有呈扁形的次级射流作用。 

根据一变型，可将次级射流出口成型为：使次级射流具有与罩后缘的倾斜度不同的自然倾斜度。 

图4a表示按照本发明第三实施方式的多个流体装置的有规律的布置，这些流体装置位于图2a所示的壁的下游端30a的周边。 

在该例子中，流体装置80、82、84、86、88、90、92、94全都相同，现在将只描述这些流体装置其中的一个。 

流体装置80(图4a和图4b)包括两会聚的初级管道80a和80b，两会聚的初级管道80a和80b在构造和功能上与图2a至图2f的流体装置32的两会聚初级管道32a和32b相同。 

另外，流体装置80包括与该对初级管道80a、80b相关联的多个次级管道，这些次级管道与在图2c平面中的初级管道具有相同的朝向。 

具体的说，在所述多个次级管道中，第一组管道(图4b中的80c、80d、80e)与初级管道80a相关联，第二组管道(80f、80g、80h)与初级管道80b相关联。 

每组次级管道像与它们相关联的初级管道那样取向，这些平行的管道并排设置，连结或不连结。 

来自这些次级管道的次级射流因此是平行的且相互充分靠近，以便与相关联的初级射流一起形成准平接的射流束(图4b中的射流束96)，所述射流束掠扫过由两会聚的初级射流限定的流体三角形的全部。具体的说，这些次级射流覆盖该流体三角形的内部区域。 

这些次级管道是成对设置的，每个次级管道对具有在所述次级管道组中的一个次级管道与在另一次级管道组中的另一个次级管道。 

同一对的两个次级管道在图2c的平面内相互对称地设置。 

因此，这些次级管道对如下：80c和80f，80d和80g，80k和80h。 

将会注意到，这些次级管道例如具有与初级管道的穿入角相同的穿入角。 

这些次级管道的出口或喷口例如具有与初级管道的直径相同的直径。 

然而，作为变型，出口的尺寸，故而管道(又是射流)的尺寸可以变化：离初级管道最远的次级管道的直径小于离初级管道近的次级管道的直径。 

一般地，随着次级管道接近流体三角形的高(到流体三角形轴线的距离减小)，次级管道的直径减小。 

将会注意到，根据一变型，管道80a至80h的穿入角可变化。 

同一对(初级管道和次级管道)的两管道的穿入角可以彼此不同，以使得来自这些管道的流体射流的轨迹不相交。采用这种方式，由同一对的两股射流相撞所产生的成对干扰效应得以避开。以适合的方式选择穿入角，以便这样偏斜的射流相互充分接近，以避免在由全部管道形成的流体屏障中产生“孔洞”。 

因此，可以使同一对中的管道的穿入角变化，对于多对来说、甚至对于所有管道对来说都可以如此。 

可供选择的是，同一对中可保持相同的穿入角，而从一对到另一对穿入角可变化。 

因此，例如，穿入角可随着从初级管道对80a、80b移向最远的次级管道对80c、80h而减小，或相反地增大。 

这些穿入角变化可避免不同射流之间的干扰效应。 

根据一未示出的变型，可将产生中间射流的中间管道插入图4a和图4b所示的管道束之间。 

该中间管道可类似于图2a至图2f所示的中间管道，或可以是产生如图4a和图4b那样的平面喷射的中间管道。 

将会注意到，可将这些或称初级管的初级管道和或称次级管的次级管道设置在吊舱壁(罩)的厚度中，因而采用与壁的角度不同的角度。 

因此，图4c示出一变型，其中，以断面图表示出符合本发明的唯一管道，该管道沿着壁的延伸方向(纵向)设置在壁30的内部。 

该管道例如是图2a所示的次级管道之一，如管道32c。 

管道32c包括直管部分32c₁和相对直管部分形成弯曲以便赋予管道出口32c₃所需朝向(穿入角和在需要时的侧斜角)的弯管部分32c₂。 

弯曲部足够短，以使出口与壁平齐或稍微靠近壁。 

形成弯曲的管道部分可呈连续的曲线形，并可例如通过弯曲操作来实现。 

可供选择的是，形成弯曲的管道部分可由按照一连接角度被连接到直管部分的一直管道部分来形成。 

上述对图4c的描述适用于在前述图之一中所示的每一初级和次级管道。 

另外将会注意到，埋入管道壁中可不增加尺寸和不造成空气动力学性能损失。 

图4d上相当示意地表示出两个初级管道90a、90b和一个中间的次级管道90c相关于设置在吊舱壁30的下游端的一齿92相关的特别用以增强齿产生的效果的布置。 

下游端包括多个相继的齿，图中只示出其中的三个齿92、94和96，每个齿都可配有包括三个管道90a、90b、90c的一个流体装置。 

在该实施方式中，两初级管道90a、90b分别沿齿的倾斜部分92a、92b设置(这些倾斜部分将齿的顶部连接到位于邻近两齿之间的凹部)，并且它们的出口朝向齿的顶部92c。次级管道90c沿着经过齿顶部的齿的中线设置，并且它的出口朝向该顶部。 

将会注意到，可考虑初级管道和次级管道相关于这些齿的其它布置。 

例如，三个管道的三个出口可以指向两齿之间的凹部，这作为图4d布置的替代或补充。 

将会注意到，如图2a和图2b的布置所允许的那样，图3a、图3b和图4a、图4b的不同布置也可与这些齿相关联以与这些齿相配合。 

Claims (10)

1.一种航空器喷气发动机，所述航空器喷气发动机包括围绕所述航空器喷气发动机的纵向轴线(XX′)定中并包围气体流的壁(30)，所述气体流在所述壁的下游端沿所述纵向轴线的方向被喷出；多对初级管道(32，34，36，38，40，42，44，46)，这些初级管道分布在所述壁的下游端的周边，每个所述初级管道适于根据控制命令喷出用于与喷出的所述气体流相互作用的初级流体射流，每一对的初级管道在所述壁的下游端附近一个向另一个地会聚，从而根据在与围绕所述纵向轴线定中的所述壁的横向平面垂直的平面中的投影图，被喷出的初级流体射流形成三角形的接合于该三角形的顶点的两条边；其特征在于，至少一次级管道与每个初级管道对相关联，并且所述至少一次级管道适于根据控制命令喷出次级流体射流，所述次级流体射流导向所述初级流体射流形成的三角形内。

2.根据权利要求1所述的航空器喷气发动机，其特征在于，所述至少一次级管道以与由来自每一对的两个初级管道的初级流体射流形成的所述三角形的高对齐的方式，设置在每一对的两个初级管道之间。

3.根据权利要求1或2所述的航空器喷气发动机，其特征在于，所述至少一次级管道以在每一对的会聚的两个初级管道之间呈中央的方式设置，并适于喷出层片状次级流体射流。

4.根据权利要求3所述的航空器喷气发动机，其特征在于，所述至少一次级管道适于通过出口喷出所述层片状次级流体射流，所述出口平行于所述初级流体射流形成的所述三角形的高取向。

5.根据权利要求1所述的航空器喷气发动机，其特征在于，所述喷气发动机包括与每个初级管道相关联的多个次级管道，所述多个次级管道并排布置且与所关联的初级管道平行地取向。

6.根据权利要求1或2所述的航空器喷气发动机，其特征在于，根据在与所述横向平面垂直的平面内的投影图，所述初级管道按照介于40°到70°之间的会聚角(a1)一个向另一个会聚。

7.根据权利要求1或2所述的航空器喷气发动机，其特征在于，所述初级管道和/或次级管道按照介于8°到60°之间的穿入角(P)朝所述纵向轴线的方向倾斜。

8.根据权利要求7所述的航空器喷气发动机，其特征在于，相关联的所述初级管道和/或次级管道朝所述纵向轴线的方向的倾斜度在这些管道间变化。

9.根据权利要求1或2所述的航空器喷气发动机，其特征在于，相关联的所述初级管道和/或次级管道设置在所述壁内。

10.一种航空器，所述航空器包括至少一根据权利要求1至9中任一项所述的航空器喷气发动机。

Images